Ну, поговорим про тяговооруженность ступеней РН.
Факт наличия оптимального значения тяговооруженностей ступеней ракет давно известен (в частности, в СССР выявлен и документально оформлен в начале 1950-х гг при составлении отчета «Баллистические возможности составных ракет» под руководством М.Келдыша). Наличие оптимума объясняется просто: при увеличении тяговооруженности уменьшаются гравитационные потери ХС (а значит и потребные запасы топлива) и, одновременно, растут аэродинамические потери (рост потребных запасов топлива) и масса конструкции ракеты. Указанные тенденции и приводят к наличию оптимума. При этом надо иметь ввиду, что критерии оптимизации (целевые функции) при проектировании ракет могут быть различными. Самые распространенные: «мю ПН» (подлежит максимизации), масса конструкции (подлежит минимизации), масса ПН при заданной тяге ДУ ступеней (максимизация). В первом приближении, все указанные критерии являются косвенным выражением экономической эффективности РН (стартовая масса и масса конструкции определяют стоимость разработки, производства и эксплуатации РН), непосредственный расчет которой на ранних стадиях проектирования затруднен.
Факторами, определяющими выбор оптимальной тяговооруженности, являются (перечень, разумеется, не исчерпывающий):
А) Схема РН и количество ступеней. Для одноступенчатых РН оптимальная тяговооруженность меньше, чем для многоступенчатых, что естественно, т.к. в одноступенчатой схеме масса всей ДУ «тянется» до орбиты, съедая немалую часть ПН.
Б) Высота целевой орбиты и форма (крутизна) траектории выведения.
В) Стартовая масса («размерность») носителя. Например, согласно упомянутому выше отчету, чем больше значение Мст, тем меньше значение стартовой тяговооруженности.
Г) Удельная масса ДУ. Чем меньше удельная масса ДУ, тем выше значение оптимальной тяговооруженности.
Д) Количество одиночных ЖРД в составе ДУ и требования по выходу из нештатных ситуаций (отказ ЖРД). Например, при отказе 1 из 4 ЖРД сразу после КП, РН теряет 25% тяговооруженности. И если «падение» ракеты на СК недопустимо, то тяга оставшихся 3-х ЖРД должна обеспечить увод аварийной РН от СК. В этом случае, тяговооруженность РН (1-й ступени) должна быть не ниже 1.35 (при отказе 1-го из 4-х ЖРД тяговооруженность будет = 1,35*0,75=1,0125).
Е) Выбранный критерий оптимизации. Если минимизируется масса конструкции РН, то тяговооруженность должна быть ниже, чем при максимизации «мю ПН». Если проектирование ведется по условию «максимум ПН при заданной тяге ДУ ступеней», то, как правило, оптимальные тяговооруженности очень низки (1,1-1,2), что объясняется компенсацией роста гравпотерь ростом Мст. Указанный подход, ИМХО, неплох для сравнительно небольших РН с одним ЖРД на 1-й ступени (в данном случае, величина тяговооруженности не влияет на безопасность СК – при отказе единственного ЖРД, РН все равно упадет на «старт»). При этом, минимальна доля стоимости ДУ в стоимости пуска, однако РН не имеет перспектив наращивания грузоподъемности + возникают проблемы с нештатными ситуациями для РН с многодвигательными ДУ 1-й ступени (см. п.Д).
Очевидно, что учет данных (а также и других) факторов требует тщательных параметрических исследований на ранних стадиях проектирования по выбору значения начальных тяговооруженностей ступеней. Данная задача является составной частью оптимизации основных проектных параметров РН и должна решаться комплексно.
Некоторые оценки. Рассмотрим 4 варианта 2-ступенчатых РН, выводящих ПН=20 т на орбиту 180*180 км с наклонением 51,6 град (запуск из Байконура/Тюратама): тандем с керосином на обеих ступенях, тандем с керосином на 1-й и водородом на 2-й ступени, пакет с керосином на обеих ступенях, пакет с керосином на 1-й и водородом на 2-й ступени. Массовые характеристики и параметры ДУ для всех вариантов приняты одинаковыми:
А) Для керосиновых ДУ: УИ1=3300 м/с, УИ2 = 3450 м/с, коэф-т топливного отсека = 0,03, коэф-т прочих отсеков = 0,035 (1-я ступень), 0,025 (2-я), удельные массы ДУ = 0,012 (1-я ступень), 0,015 (2-я).
Б) Для водородных ДУ на 2-х ступенях: УИ1=3300 м/с, УИ2 = 4500 м/с, коэф-т топливного отсека = 0,03 (1-я ступень) и 0,045 (2-я), коэф-т прочих отсеков = 0,035 (1-я ступень), 0,025 (2-я), удельные массы ДУ = 0,012 (1-я ступень), 0,025 (2-я).
При оптимизации по критерию «максимум мю ПН» получены следующие результаты.
А) для керосиновых вариантов:
- тандем: N01 = 2.477, N02=1.53, Мст= 487,46 т, Мконстр = 45,3 т (с учетом невырабатываемых остатков топлива и газов наддува). Угол наклона траектории к местному горизонту в конце АУТ 1 ст = 17,86 град.
- пакет: N01 = 2,966, N02=1,323, Мст= 503,41 т, Мконстр = 47,44 т (с учетом невырабатываемых остатков топлива и газов наддува). Угол наклона траектории к местному горизонту в конце АУТ 1 ст = 20,25 град.
Б) для керосин-водородных вариантов:
- тандем: N01 = 3,126, N02=1,332, Мст= 317,5 т, Мконстр = 35,7 т (с учетом невырабатываемых остатков топлива и газов наддува). Угол наклона траектории к местному горизонту в конце АУТ 1 ст = 26,34 град.
- пакет: N01 = 3,54, N02=1,262, Мст= 323,95 т, Мконстр = 36,05 т (с учетом невырабатываемых остатков топлива и газов наддува). Угол наклона траектории к местному горизонту в конце АУТ 1 ст = 27,97 град.
При оптимизации по критерию «минимум массы конструкции РН»:
А) для керосиновых вариантов:
- тандем: N01 = 1,47, N02=1.503, Мст= 515,39 т, Мконстр = 41,59 т (с учетом невырабатываемых остатков топлива и газов наддува). Угол наклона траектории к местному горизонту в конце АУТ 1 ст = 15,4 град.
- пакет: N01 = 1,724, N02=1,354, Мст= 537,49 т, Мконстр = 42,82 т (с учетом невырабатываемых остатков топлива и газов наддува). Угол наклона траектории к местному горизонту в конце АУТ 1 ст = 17,18 град.
Б) для керосин-водородных вариантов:
- тандем: N01 = 1,588, N02=1,277, Мст= 348 т, Мконстр = 30,83 т (с учетом невырабатываемых остатков топлива и газов наддува). Угол наклона траектории к местному горизонту в конце АУТ 1 ст = 23,84 град.
- пакет: N01 = 1,786, N02=1,277, Мст= 353,27 т, Мконстр = 30,98 т (с учетом невырабатываемых остатков топлива и газов наддува). Угол наклона траектории к местному горизонту в конце АУТ 1 ст = 23,5 град.
Очень высокие значения тяговооруженностей 1-х ступеней при оптимизации по «мю ПН» (на практике не встречающиеся) объясняются следующим: при расчетах использована достаточно грубая модель, учитывающая только изменения гравитационных и аэродинамических потерь и изменение массы конструкции только за счет массы ДУ. На практике, рост тяговооруженности ведет также к росту массы топливных и иных отсеков (увеличение осевых и нормальных перегрузок). Поэтому в реальности, оптимальные тяговооруженности 1-х ступеней будут существенно ниже («на вскидку», 1,8-2,5) . На практике же, с учетом экономических факторов, тяговооруженность 1-х ступеней РН с ЖРД редко превышает 1,5-1,6.
Учитывая вышесказанное, лично я предпочитаю задавать при расчетах N01 = 1,5 (для РН с ПН более 20 т) и 1,5-1,6 (для меньшей грузоподъемности), а N02=1,2-1,25 (для орбит с высотой до 250-300 км) и 1,0-1,1 (для более высоких орбит). Бывают и исключения, например, когда расчет ведется от заданных параметров ДУ и заправках ракетных блоков (как в случае с «Волородной Ангарой»). Указанные значения тяговооруженностей, имхо:
- достаточно близки к оптимальным значениям (как с точки зрения «мю ПН», так и массы конструкции);
- обеспечивают надежный выход из «нештаток» (сохранение управяемости и достаточнй тяги пи использовании на 1-й ступени 3-4 и более ЖРД).
-дают возможность повышения грузоподъемности за счет роста Мст при неизменных ДУ ступеней.
С уважением, Дмитрий В.
Дмитрий, спасибо за информацию!
А вот были ли случае, когда удавалось предотвратить падание РН на СК при отказе одного двигателя?
Цитировать...Рассмотрим 4 варианта 2-ступенчатых РН, выводящих ПН=20 т на орбиту 180*180 км с наклонением 51,6 град (запуск из Байконура/Тюратама): тандем с керосином на обеих ступенях, тандем с керосином на 1-й и водородом на 2-й ступени, пакет с керосином на обеих ступенях, пакет с керосином на 1-й и водородом на 2-й ступени...
Очень интересно, спасибо за информацию.
Вопрос: а можно ли добавить дополнительный параметр - масса ПН и получить трёхмерный график?
В большинстве споров здесь наибольшие споры вызывает именно эта цифра.
ЦитироватьЦитировать...Рассмотрим 4 варианта 2-ступенчатых РН, выводящих ПН=20 т на орбиту 180*180 км с наклонением 51,6 град (запуск из Байконура/Тюратама): тандем с керосином на обеих ступенях, тандем с керосином на 1-й и водородом на 2-й ступени, пакет с керосином на обеих ступенях, пакет с керосином на 1-й и водородом на 2-й ступени...
Очень интересно, спасибо за информацию.
Вопрос: а можно ли добавить дополнительный параметр - масса ПН и получить трёхмерный график?
В большинстве споров здесь наибольшие споры вызывает именно эта цифра.
Так ведь, в указанных примерах масса ПН зафиксирована - 20т. При проектировании РН должен быть задан один из параметров Мст или Мпн (данные параметры не являются независимыми).
ЦитироватьА вот были ли случае, когда удавалось предотвратить падание РН на СК при отказе одного двигателя?
Из недавних можно припомнить аварию Союза-У с Фотоном в конце 2002-го года. Там сразу после старта произошло аварийное выключение двигателя на одной из боковух. Боковуха упала на старт, но ракета летела по аварийной циклограмме еще 20 секунд, пока не выключились двигатели. Боковуха немного повредила старт, а взрывом ракеты повредило реверсивную станцию.
Также был как минимум один случай с Протоном где-то в 70-х годах.
При пуске Марс-69.
продолжу вопрос Yegor'a:
а вот интересно, были ли случаи отказов одного двигателя (на любой ступени) с которыми вывод ПН был успешным? я знаю только один отказ J-2 и один отказ SSME
Можно про SSME поподробнее? Уже после взлёта, или отменили старт по причине трабла с двигателем?
ЦитироватьМожно про SSME поподробнее? Уже после взлёта, или отменили старт по причине трабла с двигателем?
после взлета. давлением сорвало заглушку на месте одной из форсунок, та пробила КС. долетели на двух двигателях
Дмитрий, большое спасибо за обстоятельный и грамотный анализ!
Есть вопросы:
1)
ЦитироватьПри оптимизации по критерию «минимум массы конструкции РН»:
А) для керосиновых вариантов:
- тандем: N01 = 1,47, N02=1.503, Мст= 515,39 т, Мконстр = 41,59 т (с учетом невырабатываемых остатков топлива и газов наддува). Угол наклона траектории к местному горизонту в конце АУТ 1 ст = 15,4 град.
- пакет: N01 = 1,724, N02=1,354, Мст= 537,49 т, Мконстр = 42,82 т (с учетом невырабатываемых остатков топлива и газов наддува). Угол наклона траектории к местному горизонту в конце АУТ 1 ст = 17,18 град.
Б) для керосин-водородных вариантов:
- тандем: N01 = 1,588, N02=1,277, Мст= 348 т, Мконстр = 30,83 т (с учетом невырабатываемых остатков топлива и газов наддува). Угол наклона траектории к местному горизонту в конце АУТ 1 ст = 23,84 град.
- пакет: N01 = 1,786, N02=1,277, Мст= 353,27 т, Мконстр = 30,98 т (с учетом невырабатываемых остатков топлива и газов наддува). Угол наклона траектории к местному горизонту в конце АУТ 1 ст = 23,5 град.
Последний вариант очень напоминает Ангару-3 - пакет, стартовая масса, тяга двигателей (3 РД-191). Но почему такое расхождение по ПН? 13-14 против 20 т?
2) Указанные вами тяговооруженности слешком велики для "пилотируемых" РН. Как тут быть?
ЦитироватьДмитрий, большое спасибо за обстоятельный и грамотный анализ!
Есть вопросы:
1)
ЦитироватьПри оптимизации по критерию «минимум массы конструкции РН»:
А) для керосиновых вариантов:
- тандем: N01 = 1,47, N02=1.503, Мст= 515,39 т, Мконстр = 41,59 т (с учетом невырабатываемых остатков топлива и газов наддува). Угол наклона траектории к местному горизонту в конце АУТ 1 ст = 15,4 град.
- пакет: N01 = 1,724, N02=1,354, Мст= 537,49 т, Мконстр = 42,82 т (с учетом невырабатываемых остатков топлива и газов наддува). Угол наклона траектории к местному горизонту в конце АУТ 1 ст = 17,18 град.
Б) для керосин-водородных вариантов:
- тандем: N01 = 1,588, N02=1,277, Мст= 348 т, Мконстр = 30,83 т (с учетом невырабатываемых остатков топлива и газов наддува). Угол наклона траектории к местному горизонту в конце АУТ 1 ст = 23,84 град.
- пакет: N01 = 1,786, N02=1,277, Мст= 353,27 т, Мконстр = 30,98 т (с учетом невырабатываемых остатков топлива и газов наддува). Угол наклона траектории к местному горизонту в конце АУТ 1 ст = 23,5 град.
1)Последний вариант очень напоминает Ангару-3 - пакет, стартовая масса, тяга двигателей (3 РД-191). Но почему такое расхождение по ПН? 13-14 против 20 т?
2) Указанные вами тяговооруженности слешком велики для "пилотируемых" РН. Как тут быть?
1)Ну, во-первых, это вариант с ВОДОРОДОМ на 2-й ступени. Во-вторых, начальные тяговооруженности гораздо ближе к оптимуму, чем у А-3. В-третьих, нет "заморочек" с универсализацией блоков.
2)Для пилотируемых, да, великоваты. Вариантов ограничения осевых перегрузок только 2: снижение начальной тяговооруженности (с достаточно существенным уменьшением "мю ПН" из-за роста гравпотерь) и дросселирование двигателей в полете (тоже с уменьшением, хотя и не таким большим как в 1-м варианте, "мю ПН" из-за роста гравпотерь и некоторого снижения УИ).
С уважением, Дмитрий В.
ЦитироватьЦитироватьМожно про SSME поподробнее? Уже после взлёта, или отменили старт по причине трабла с двигателем?
после взлета. давлением сорвало заглушку на месте одной из форсунок, та пробила КС. долетели на двух двигателях
:shock: Фигасе...
Живучая машинка.
[quote"Harsky"]после взлета. давлением сорвало заглушку на месте одной из форсунок, та пробила КС. долетели на двух двигателях[/quote]
Это про запуск "Чандры" ? Так там пробило несколько трубок сопла, но двигатель продолжал работать, просто немного недодавал УИ. А узнали об этом только после выхода на орбиту.
а номер миссии не подскажете чтобы подробнее почитать? может я заблуждаюсь, но думал что все-таки его отключили и вообще хотели аборт начинать делать.
Цитироватьа номер миссии не подскажете
Если про Чандру - то STS-93
ЦитироватьЦитироватьМожно про SSME поподробнее? Уже после взлёта, или отменили старт по причине трабла с двигателем?
после взлета. давлением сорвало заглушку на месте одной из форсунок, та пробила КС. долетели на двух двигателях
Вы путаете. В этом полёте корабль нормально долетел до орбиты на трёх двигателях только топливо кончилось за полсекунды до нормального выключения двигателей. А выключение двигателя и выход на орбиту на двух был в полёте STS-51F с лабораторией Спейслэб-2. Выключение произошло из-за отказа датчиков, причём автоматика пыталась вырубить и ещё один двигатель но ей не дали.
ЦитироватьHowever, when Columbia reached orbit, it was 11 kilometers (7 miles) short of its target. This was due to premature main engine cutoff an instant before the scheduled cutoff. This problem was traced to a hydrogen leak in the No. 3 main engine nozzle. The leak was caused when a liquid oxygen post pin came out of the main injector during main engine ignition, striking the hotwall of the nozzle and rupturing three liquid hydrogen coolant tubes. Columbia eventually reached its proper altitude and continued its mission
повреждение двигателя если судить по этой цитате было обнаружено еще в полете, после чего он и был отключен. впрочем, английский у меня так себе, а особенно по темам, отличным от работы, так что возможно не уловил сути
Цитироватьповреждение двигателя если судить по этой цитате было обнаружено еще в полете, после чего он и был отключен. впрочем, английский у меня так себе, а особенно по темам, отличным от работы, так что возможно не уловил сути
В этой цитате нет ничего о выключении третьего двигателя отдельно от других. А если судить не по цитате а по тому что было на самом деле то все три двигателя выключились одновременно по сигналу датчика окончания топлива.
не спорю, все равно ничего более подробного я не нашел. если есть - поделись ссылкой
на сайте миссии выложены фотки с большим увеличением участка с двигателями, там видна ненормальная работа левого, интересно, это все тоже зазаметили при последующем анализе или такие вещи как-то (компьютерный анализ) отслеживают в реальном времени?
Цитироватьне спорю, все равно ничего более подробного я не нашел. если есть - поделись ссылкой
Новости Космонавтики.
Цитироватьна сайте миссии выложены фотки с большим увеличением участка с двигателями, там видна ненормальная работа левого, интересно, это все тоже зазаметили при последующем анализе или такие вещи как-то (компьютерный анализ) отслеживают в реальном времени?
При последующем анализе. В полёте преждевременное выключение было как гром среди ясного неба. К тому ж у них там была ещё одна проблема - замкнула на корпус электропроводка так что им там было не до двигателей.
Хм, любопытно, что с увеличением высоты опорной орбиты, для 2-хступенчатых РН оптимальная (по критерию "максимум ПГ при заданной тяге ДУ" или "максимум мюПГ") тяговооруженность 1-й ступени имеет слабо выраженную тенденцию роста, а для 2-й ступени - напротив, тяговооруженность устойчиво растет :roll:
Спасибо, Дмитрий, достаточно подробный и качественный анализ 8)
Неужели это всё спредшитом? :shock: Тогда Вы герой :D
ЦитироватьСпасибо, Дмитрий, достаточно подробный и качественный анализ 8)
Неужели это всё спредшитом? :shock: Тогда Вы герой :D
Нет, этот расчет велся по совсем простенькой методике. Хотя сейчас я считаю, в основном, в спредшите Ратмана.
Дмитрий В. молодец! Просветил
Кто хочет точнее знать что за методика им использовалась читайте книги по ракетостроению - например. "Основы проектирования ЛА". Под редакцией Мишина или подобную. Такие расчеты делает каждый студент - дипломник на факультетах Ракетостроение (или проектирование ракет-носителей) в МВТУ, МАИ, Самарского аэрокосмического и др. А нахождение оптимальных тяговооруженностей ступеней - это вообще-то Лабораторная работа на 3 или 4 курсе ;).
Хочу заметить что массовые характеристики ступеней и даже элементов ДУ сейчас находятся полустатистическими зависимостями с точностью до 5% что довольно хорошо. Правда у каждого КБ эти зависимости свои. Поэтому оптимальную тяговооруженность по критерию мюпн найти можно очень аккуратно. Другое дело что оптимальноые значения по мюпн уже никого не интересуют и во всем мире пытаются как можно точнее найти оптимум по критерию минимальной стоимости выведения 1 кг груза на низкую орбиту (180-200 км) или по критерию минимальной стоимости запуска. Для этого используют стоимостные зависимости которых великое множество в каждой стране.
ЦитироватьДругое дело что оптимальноые значения по мюпн уже никого не интересуют и во всем мире пытаются как можно точнее найти оптимум по критерию минимальной стоимости выведения 1 кг груза на низкую орбиту (180-200 км) или по критерию минимальной стоимости запуска. Для этого используют стоимостные зависимости которых великое множество в каждой стране.
Кстати, выкачал недавно из инета автореферат на тему разработки ТЭО ЛА, в т.ч. РН. Разумеется, подвергнуты критике все существующие методики. а взамен - практически чистая эмпирика и экспертные оценки. имхо, наиболее внятная метода - transcost от Келе. Но и там много чего из пальца (пардон, статистики и экспертных оценок) берется. Так что точность таких стоимостных методик невысока. Ими, опять же имхо, лучше пользоваться при сравнительных расчетах разных вариантв РН (дя качественных оценок дороже/дешевле). А вот проектные параметры можно выбирать и по более простым китериям: "минимум сухой массы", "максимум массы ПГ пи заданной тяге ДУ" и т.п.
Насчет Колле практически согласен, но:
просто так из пальца в его транскосте ничего не берется. Все аргументируется и верифицируется. Он работает и с НАСА и с ЕКА поэтому недостатка в статистике из первых рук у него нет. По моему мнению единственным серьезным недостатком в его модели является стоимостная оценка космических средств произведенных в России и Украине. Да и там явно не хватает такого фактора как - "голь на выдумки хитра" :wink: Даже не редставляю как это вообще можно учесть.
точность его стоимостных моделей 10-15%. Для экономических оценок это очень хорошо. Но эту точность заявляет сам Колле :wink: . Вообще, даже точность в 25% для таких сложных систем вполне достаточна для планирования и сравниения вариантов.
ЦитироватьА вот проектные параметры можно выбирать и по более простым китериям: "минимум сухой массы", "максимум массы ПГ пи заданной тяге ДУ" и т.п.
Все стоимостные модели утверждают что максимум стоимостной эффективности ЛА и максимумом выводимой полезной нагрузки соответствуют разным наборам проектных параметров. Для этого все эти модели и создаются чтобы знать когда уже достаточно и дальнейшее увеличение массы полезного груза экономически не оправдано.
Конечно для военных ракет критерий эффективности был как раз максимальная масса полезного груза.
ЦитироватьКонечно для военных ракет критерий эффективности был как раз максимальная масса полезного груза.
Ну, насколько мне известно, боевые ракеты оптимизируются по боевой эффективности - вероятности уничтожения типовой цели (точечной или площадной).
Возразить нечего.
А от чего сильнее всего зависит вероятность уничтожения цели?
ЦитироватьВозразить нечего.
А от чего сильнее всего зависит вероятность уничтожения цели?
В основном, от двух факторов, зависящих от ракеты - мощность ядерного заряда и точность попадания в цель, и защищенности цели. Если мне память, конечно, не изменяет. Проектная задача обычно ставится просто: обеспечить заданную боевую эффективность при минимальной стоимости МБР.
Ну а чем больше мощность тем больше масса.
А если брать боевую задачу - вывод военного КА или научного (например межпланетного) или пилотируемого, то масса полезного груза становится главным критерием.
Тут уж не оправдаешься никаким экономическим расчетом.
Задача будет ставиться просто - пустить любой ценой.
ЦитироватьЦитироватьВозразить нечего.
А от чего сильнее всего зависит вероятность уничтожения цели?
В основном, от двух факторов, зависящих от ракеты - мощность ядерного заряда и точность попадания в цель, и защищенности цели. Если мне память, конечно, не изменяет. Проектная задача обычно ставится просто: обеспечить заданную боевую эффективность при минимальной стоимости МБР.
Теперь ещё (и чем дальше, тем больше) от защищенности ШПУ самой ракеты от контрсилового удара за счет как пассивной, так и активной защиты (сюда же входит способность к ответно-встречному пуску) и от способности ракеты преодолевать ПРО.
То есть не просто поразить цель, а поразить её в условиях противодействия.
Подниму-кая тему, чтобы не засорять остальные:
1) Зависимость оптимальной тяговооруженности ступеней двухступенчатой РН от высоты орбиты, критерий оптимизации "Максмимум МюПН":
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/71239)
2) Тоже самое, но для критерия "Минимум трудоемкости изготовления":
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
2) Тоже самое, но для критерия "Минимум трудоемкости изготовления":
"Минимум трудоемкости изготовления" примерно равно "Максимум ПН при заданной тяге"?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
2) Тоже самое, но для критерия "Минимум трудоемкости изготовления":
"Минимум трудоемкости изготовления" примерно равно "Максимум ПН при заданной тяге"?
Рискну предположить что имеется ввиду минимум массы конструкции.
Ибо при "максимум пн при заданной тяге" простора для оптимизации нету - просто выбирается наименьшая возможная тяговооруженность
Ну это для первой ступени, а вес и тяга второй какие оптимальные?
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Подниму-кая тему, чтобы не засорять остальные:
1) Зависимость оптимальной тяговооруженности ступеней двухступенчатой РН от высоты орбиты, критерий оптимизации "Максмимум МюПН":
Я бы перефразировал немного ваш пункт: " Зависимость оптимальной тяговооруженности ступеней двухступенчатой МНОГОРАЗОВОЙ РН от высоты орбиты"
А поскольку многоразовых РН в природе не существует то и пункт ваш хоть и правильный, но на деле не используемый.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
2) Тоже самое, но для критерия "Минимум трудоемкости изготовления":
Я бы перефразировал так:
извиняюсь за колхозную формулировку (зато так понятнее)
Поскольку заправленный бак стоит на пару порядков меньше двигателя, то ДЕШЕВЛЕ (в одноразовой РН) залить побольше топлива лишь бы РН от старта отрывалась.
ДЕШЕВЛЕ имеется ввиду удельно на массу ПН.
Цитироватьkorund пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Подниму-кая тему, чтобы не засорять остальные:
1) Зависимость оптимальной тяговооруженности ступеней двухступенчатой РН от высоты орбиты, критерий оптимизации "Максмимум МюПН":
Я бы перефразировал немного ваш пункт: " Зависимость оптимальной тяговооруженности ступеней двухступенчатой МНОГОРАЗОВОЙ РН от высоты орбиты"
А поскольку многоразовых РН в природе не существует то и пункт ваш хоть и правильный, но на деле не используемый.
А при чем здесь многоразовые РН. Все расчеты пов данной теме велись исключительно для одноразовых РН.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Цитироватьkorund пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Подниму-кая тему, чтобы не засорять остальные:
1) Зависимость оптимальной тяговооруженности ступеней двухступенчатой РН от высоты орбиты, критерий оптимизации "Максмимум МюПН":
Я бы перефразировал немного ваш пункт: " Зависимость оптимальной тяговооруженности ступеней двухступенчатой МНОГОРАЗОВОЙ РН от высоты орбиты"
А поскольку многоразовых РН в природе не существует то и пункт ваш хоть и правильный, но на деле не используемый.
А при чем здесь многоразовые РН. Все расчеты пов данной теме велись исключительно для одноразовых РН.
Я же писал что не учитывается огромная разница килограмма заполненного бака от килограмма двигателя.
А у многоразовых РН двигатель используется МНОГОКРАТНО. То есть удельная цена двигателя на пуск снижается пропорционально кол-ву пусков.
Например РД 170 расчитан на 10 пусков его цена скажем 20М$, если Зенит сделать многоразовым рассчитанным скажем на 10 пусков то цена РД170 будет условно 2М$. Что почти на порядок уменьшит разницу между заправленным баком и двигателем за полёт.
Другой пример ПС-90 ресурс условно 20000 часов время одного полёта условно 2 часа. Значит при цене 150КРублей (вместе с обслуживанием) цена двигателя на один полёт 15000Рублей (условно) а цена топлива:
3500(уд. тяга)*2*0.595(уд часовой расход)= 4165кг. Цена топлива за полёт = 4165кг*39Руб.=162435Рублей
Как видите примерно 10:1 в пользу двигателя.
Контрацептивность современных ракет - является главным тормозом развития космонавтики хорошие двигатели нет смысла делать если они всё равно превращаются в металлолом или сгорают в атмосфере.
Кстати Зенит поэтому и имеет высокую тяговооружённость поскольку проектировался как многоразовая РН.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
А при чем здесь многоразовые РН. Все расчеты пов данной теме велись исключительно для одноразовых РН.
В любом случае был взят негодный параметр оптимизации.
Для многоразовой ракеты - стартовый вес точно так же должен быть максимальным для данной тяги движка.
А вот дальше есть варианты.
Если мы используем для торможения тягу движков, как Ф9 - то нам невыгодно сильно разгонять первую ступень, она будет поменьше, а вторая побольше.
Если мы тормозим её аэродинамически - то наоборот, лучше сделать её большой, а вторую ступень поменьше и подешевле.
ЦитироватьДем пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
А при чем здесь многоразовые РН. Все расчеты пов данной теме велись исключительно для одноразовых РН.
В любом случае был взят негодный параметр оптимизации.
Для многоразовой ракеты - стартовый вес точно так же должен быть максимальным для данной тяги движка.
А вот дальше есть варианты.
Если мы используем для торможения тягу движков, как Ф9 - то нам невыгодно сильно разгонять первую ступень, она будет поменьше, а вторая побольше.
Если мы тормозим её аэродинамически - то наоборот, лучше сделать её большой, а вторую ступень поменьше и подешевле.
Что такое "параметр оптимизации"?
Что значит "негодный"?
Стартовый вес (масса?) - не должен быть максимальным.
Тема называется "выбор оптимальной тяговооруженности". Для какой задачи оптимальной? Можно ведь и цвет пламени оптимизировать, чтобы поярче было.
А правильный параметр - это насколько выгодно использование данной ракеты. Даже не цена запуска.
Движок у нас давно разработан, и хоть лопни - от 200 тонн тяги на сопло не уйти. Плюс-минус около того будет.
Так что надо отбросив всю идеологичекую дурь взять и посчитать что из этого можно сделать.
ЦитироватьДем пишет:
Тема называется "выбор оптимальной тяговооруженности". Для какой задачи оптимальной? Можно ведь и цвет пламени оптимизировать, чтобы поярче было.
А правильный параметр - это насколько выгодно использование данной ракеты. Даже не цена запуска.
Движок у нас давно разработан, и хоть лопни - от 200 тонн тяги на сопло не уйти. Плюс-минус около того будет.
Так что надо отбросив всю идеологичекую дурь взять и посчитать что из этого можно сделать.
Для разных задач (выведение на НОО, ССО или другие орбиты. нанесение удара по наземной цели и т.п.) оптимальные значения тяговооруженности различны. Равно как и использование различных критериев оптимальности (целевых функций) приводит к различным результатам. Универсальным критерием (целевой функцией), характеризующим средство выведения как транспортную систему, являются затраты на пуск (в более глобальной постановке задачи - суммарные затраты на выполнение транспортной программы). Соответственно, проектные параметры (в т.ч. тяговооруженность ступеней) должны оптимизироваться, исходя из минимизации этого критерия. (здесь считаю уместным отметить неверное использование Вами понятия "параметр" применительно к оптимизационной задачи).
В общем случае, критерий "максимальная Мпн при заданной тяге двигателей" (или отношение Мпг/P) не соответствует критерию "минимальная стоимость пуска". (здесь также уместно напомнить, что максимум этого критерия достигается вовсе не при максимальном весе, равном стартовой тяге, поэтому принципиально неверно утверждение о необходимости максимизировать стартовый вес или стартовую массу).
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Для разных задач (выведение на НОО, ССО или другие орбиты. нанесение удара по наземной цели и т.п.) оптимальные значения тяговооруженности различны.
Если исключить военные цели - то одинаковы.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
уместно напомнить, что максимум этого критерия достигается вовсе не при максимальном весе, равном стартовой тяге, поэтому принципиально неверно утверждение о необходимости максимизировать стартовый вес или стартовую массу
Никто не говорил про равенство стартовой тяге, тяга минимум на 10-20% должна быть больше - исходя из требований управляемости полёта.
Но утверждение о максимизации верно.
ЦитироватьДем пишет:
Если исключить военные цели - то одинаковы.
Вывод неверный. Конкретное значение оптимальной тяговооруженности (кроме целевой функции) зависит, например, от таких факторов, как высота орбиты выведения, удельная масса ДУ и т.п.
ЦитироватьДем пишет: ]Никто не говорил про равенство стартовой тяге, тяга минимум на 10-20% должна быть больше - исходя из требований управляемости полёта.
Управляемость к данному вопросу вообще не имеет никакого отношения. К нему имеют отношения такие вещи, как гравитационные потери, масса ПГ, стартовая масса РН и ее габариты.
ЦитироватьДемНо утверждение о максимизации верно.
Нет. Максимизировать необходимо целевую функцию, например, Мпгю. Стартовая масса, используемая в качестве критерия, всегда минимизируется.
Если уже какую-то массу минимизировать, то сухую (для жидкостных РН).
Продолжим.
Оптимальные тяговооруженности для критерия "Минимальная тяга ЖРД ступеней при заданной Мпг" (соответствует критерию "Максимум ПГ при заданной тяге". Напомню, во всех примерах рассматривается двухступенчатый керосиновый носитель с Мпг=26 т ).
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/71936)
Картинка весьма похожая для критерия "Минимальная трудоёмкость изготовления!"
А вот и для критерия "Минимальная масса конструкции (сухая масса)" (естественно, при заданной Мпг. в данном случае):
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/71937)
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Продолжим.
Оптимальные тяговооруженности для критерия "Минимальная тяга ЖРД ступеней при заданной Мпг" (соответствует критерию "Максимум ПГ при заданной тяге". Напомню, во всех примерах рассматривается двухступенчатый керосиновый носитель с Мпг=26 т ).
Картинка весьма похожая для критерия "Минимальная трудоёмкость изготовления!"
А вот и для критерия "Минимальная масса конструкции (сухая масса)" (естественно, при заданной Мпг. в данном случае):
А что важнее: минимальная тяга ЖРД при заданной Мпг или минимальная масса конструкции при заданной Мпг? С экономической точки зрения.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
А что важнее: минимальная тяга ЖРД при заданной Мпг или минимальная масса конструкции при заданной Мпг? С экономической точки зрения
Отношение стоимости за кг движка/бака/топлива 1000:10:1
Отношение их веса в составе ракеты 1:10:100
Таким образом, топлива и баков должно быть максимум, что тянут движки.
Крайне интересные данные об оптимизации параметров Р-3 (из доклада С.П. Королёва на защите ЭП, http://epizodsspace.airbase.ru/bibl/vetrov/korolev-delo/03-01.html):
Выбор начального веса ракеты предопределил выбор полной тяги двигателя. Существует определенная зависимость между величиной полной тяги двигателя и начальным весом ракеты. Эта зависимость выражена коэффициентом v[SIZE=-1]0[/SIZE] = G[SIZE=-1]0[/SIZE]/Р[SIZE=-1]0[/SIZE]. Задача об оптимальной величине v[SIZE=-1]0[/SIZE] с точки зрения наивыгоднейшего режима набора скорости является вариационной, которую нужно решать инженерными методами, причем приходится иметь дело со следующими противоречивыми факторами:
потерей скорости на преодоление земного притяжения;
потерей скорости на преодоление аэродинамического сопротивления;
изменением коэффициента относительного веса ракеты в зависимости от v[SIZE=-1]0[/SIZE]
Конструкторам, имеющим дело с реальной конструкцией, не следует забывать об этой немаловажной зависимости. Следует помнить, что с уменьшением v[SIZE=-1]0[/SIZE] растет вес конструкции, неминуемо увеличивается Р[SIZE=-1]0[/SIZE].
Проведенные нами исследования оптимальных значений v[SIZE=-1]0[/SIZE] привели нас к следующим выводам.
Оптимальное значение v[SIZE=-1]0[/SIZE] находится около 0,4. Для ракеты Р-3, имеющей начальный вес 71 т, это означает необходимость в тяге двигателей около 175 т. Мы нашли возможным и целесообразным несколько отступить от значения v[SIZE=-1]0[/SIZE] = 0,4. В проекте принято значение v[SIZE=-1]0[/SIZE] = 0,59. При этом полная тяга уменьшается до 120 т. Это, конечно, очень значительное облегчение задачи, стоящей перед конструкторами двигателей, а также снижение стоимости двигателей, а следовательно, выстрела.
Что же мы, однако, проигрываем, отступив от оптимального значения v[SIZE=-1]0[/SIZE] = 0,4? Мы проигрываем в величине расхода топлива на 1 км пути и 1 т перебрасываемого полезного груза. Однако проведенные нами прикидочные расчеты показали, что стоимость перерасходованного топлива при увеличении v[SIZE=-1]0[/SIZE] с 0,4 до 0,59 много ниже дополнительной стоимости двигателя, спроектированного на полную тягу, равную не 120 т, а 175 т.
На выбор оптимальной тяги должна влиять и применяемая топливная пара. Когда топливо дешёвое (например, керосин-кислород), то его перерасход не так страшен, чем когда оно дорогое (например водород-кислород). Поэтому для такого рода пар отношение стартовой массы к тяге двигателя должно быть максимально оптимальным.
ЦитироватьДмитрий Инфан пишет: Когда топливо дешёвое (например, керосин-кислород), то его перерасход не так страшен, чем когда оно дорогое (например водород-кислород)
Считать водород-кислородное топливо дорогим - ну очень популярная догма. Дорогие движки под него - это да, массовые характеристики баков тоже.
Да, ЖВ где-то на порядок дороже керосина - но это означает, что заправка будет стоить не 0.2% стоимости запуска, а целых 1%...
Ужас, однозначно...
Баки под ЖВ тоже дороже стоят. Меньше топлива - меньше баки. Это ещё один процент...
ЦитироватьДем пишет:
Да, ЖВ где-то на порядок дороже керосина - но это означает, что заправка будет стоить не 0.2% стоимости запуска, а целых 1%...
Ужас, однозначно...
К тому же, при равном РЗТ, масса ЖВ будет заметно меньше массы керосина.
ЦитироватьДмитрий Инфан пишет:
Баки под ЖВ тоже дороже стоят. Меньше топлива - меньше баки. Это ещё один процент...
Размер баков - это не один процент в стоимости
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
К тому же, при равном РЗТ, масса ЖВ будет заметно меньше массы керосина.
А бак в разы больше
ЦитироватьLeonar пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
К тому же, при равном РЗТ, масса ЖВ будет заметно меньше массы керосина.
А бак в разы больше
Если рассматривать 2 варианта - чистый водородник и чистый керосиновик при равной массе ПН на ГПО, то геометрические размеры у них будут примерно одинаковые :D
Вопрос к знатокам:Ускорение при запуске РН в конце работы ступени возрастает до 4-5 ж.Знаю что у противоракет( Твердотопливных) оно достигает 100 ж.Возможно ли у РН с вытеснительной подачей топлива в ЖРД получить сколько нибудь значимое увеличение давления в КС за счет увеличения этого самого ускорения,или улучшение характеристик ЖРД будет сьедено увеличением массы двигателя и баков?
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
Вопрос к знатокам:Ускорение при запуске РН в конце работы ступени возрастает до 4-5 ж.Знаю что у противоракет( Твердотопливных) оно достигает 100 ж.Возможно ли у РН с вытеснительной подачей топлива в ЖРД получить сколько нибудь значимое увеличение давления в КС за счет увеличения этого самого ускорения,или улучшение характеристик ЖРД будет сьедено увеличением массы двигателя и баков?
При увеличении давления в баках за счет гидростатики в 20 раз приведет к такому же росту массы баков, но УИ вырастет заметно меньше
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
При увеличении давления в баках за счет гидростатики в 20 раз приведет к такому же росту массы баков, но УИ вырастет заметно меньше
Возможно, для ракет диаметром миллиметров триста какой-то эффект будет, при их изначальном весовом несовершенстве. :)
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Если рассматривать 2 варианта - чистый водородник и чистый керосиновик при равной массе ПН на ГПО, то геометрические размеры у них будут примерно одинаковые :D
Дельта-4 и Ф9
Д4 ПН выводит меньше, но сильно толще...
ЦитироватьДем пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Если рассматривать 2 варианта - чистый водородник и чистый керосиновик при равной массе ПН на ГПО, то геометрические размеры у них будут примерно одинаковые :D
Дельта-4 и Ф9
Д4 ПН выводит меньше, но сильно толще...
Задолбали уже со своей дельтой.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Дельта-4 – это «особый» случай, имеется ряд специфических особенностей.
1)Низкий УИ RS-68.
2)Крайне низкая тяговооруженность обеих ступеней (следствие оптимизации по критерию «максимум ПГ при заданной тяге ДУ ступеней»), что обуславливает довольно высокие гравитационные потери ХС. Кроме того, при таком подходе к проектированию, масса топлива перераспределяется, в основном, в пользу ступени с бОльшей тяговооруженностью, а не с бОльшим УИ (как при оптимизации по мюПГ).
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
Вопрос к знатокам:Ускорение при запуске РН в конце работы ступени возрастает до 4-5 ж.Знаю что у противоракет( Твердотопливных) оно достигает 100 ж.Возможно ли у РН с вытеснительной подачей топливав ЖРД получить сколько нибудь значимое увеличение давления в КС за счет увеличения этого самого ускорения,или улучшение характеристик ЖРД будет сьеденоувеличением массы двигателя и баков?
Только сейчас дошло.
К концу работы ступени и столба в одном баке нет. Во втором столб за счет трубы.
ЦитироватьДем пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Если рассматривать 2 варианта - чистый водородник и чистый керосиновик при равной массе ПН на ГПО, то геометрические размеры у них будут примерно одинаковые
Дельта-4 и Ф9
Д4 ПН выводит меньше, но сильно толще...
Дельта выводит больше: 12 т на ГПО против 8,3 т.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Дельта выводит больше: 12 т на ГПО
таких цифр нет. чисто водородных дельт как бы две - medium т heavy
для них цифры типа 4.5 и 14 тонн.
Цитироватьsilentpom пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Дельта выводит больше: 12 т на ГПО
таких цифр нет. чисто водородных дельт как бы две - medium т heavy
для них цифры типа 4.5 и 14 тонн.
Тем более.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
ЦитироватьДем пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Если рассматривать 2 варианта - чистый водородник и чистый керосиновик при равной массе ПН на ГПО, то геометрические размеры у них будут примерно одинаковые
Дельта-4 и Ф9
Д4 ПН выводит меньше, но сильно толще...
Дельта выводит больше: 12 т на ГПО против 8,3 т.
Может 14 против 26?
ЦитироватьApollo13 пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
ЦитироватьДем пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Если рассматривать 2 варианта - чистый водородник и чистый керосиновик при равной массе ПН на ГПО, то геометрические размеры у них будут примерно одинаковые
Дельта-4 и Ф9
Д4 ПН выводит меньше, но сильно толще...
Дельта выводит больше: 12 т на ГПО против 8,3 т.
Может 14 против 26?
Так сравнивается она с Ф9, а не с ФХ.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
ЦитироватьApollo13 пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
ЦитироватьДем пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Если рассматривать 2 варианта - чистый водородник и чистый керосиновик при равной массе ПН на ГПО, то геометрические размеры у них будут примерно одинаковые
Дельта-4 и Ф9
Д4 ПН выводит меньше, но сильно толще...
Дельта выводит больше: 12 т на ГПО против 8,3 т.
Может 14 против 26?
Так сравнивается она с Ф9, а не с ФХ.
И по геометрическим размерам тоже? :o
Дельта-4 Медиум выводит на НОО/ГПО без бустеров 9.4/4.4 тонны. Т.е. по ПН аналог Ф9 1.0, тот мог 10.4/4.5 тонны.
По длине и даже по сухому весу ступеней они тоже практически одинаковые получились, а вот диаметр - 5.1 против 3.6
А Хеви надо с ФХ сравнивать
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьLeonar пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
К тому же, при равном РЗТ, масса ЖВ будет заметно меньше массы керосина.
А бак в разы больше
Если рассматривать 2 варианта - чистый водородник и чистый керосиновик при равной массе ПН на ГПО, то геометрические размеры у них будут примерно одинаковые :D
Ну?
Размеры одинаковы
Но у водородного баки в разы дороже
Двигатели в полтора раза дороже
Топливо на проценты дороже
Единственное, что оправдывает применение водорода, так это на верхних ступенях ибо масса меньше, а значит и предыдущие ступени меньше, да и то смотреть надо где это целесообразно, а где нет
ЦитироватьLeonar пишет: Двигатели в полтора раза дороже
Стартовая масса водородника в 3.5 раза меньше чем у керосиновика, соответственно потребная тяга также меньше. В итоге даже при большей удельной цене водородных двигателей (что под большим сомнением) имеем меньшую стоимость ДУ для конкретной ракеты.
ЦитироватьLeonar пишет:
Топливо на проценты дороже
Спорно. ЖВ стоит $3/кг, RP-1 стоит примерно $1.3/кг. Однако соотношение О/Г у водородников = 6, а у керосиновиков - 2.6. В итоге имеем примерно равную стоимость заправки.
ЦитироватьНо у водородного баки в разы дороже
Сухая масса конструкции водородника примерно в 2 раза меньше, чем у керосиновика с аналогичной Мпг на ГПО.
Я не агитирую использовать водород всегда и везде, а лишь объективно оцениваю его достоинства и недостатки...
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Сухая масса конструкции водородника примерно в 2 раза меньше, чем у керосиновика с аналогичной Мпг на ГПО.
Так за кг сухой массы дороже в разы
А как говорили раньше при одинаковой мпг имеем одинаковый объем - вывод?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
итоге даже при большей удельной цене водородных двигателей (что под большим сомнением) имеем меньшую стоимость ДУ для конкретной ракеты.
А что нам статистика говорит?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Я не агитирую использовать водород всегда и везде, а лишь объективно оцениваю его достоинства и недостатки...
Я тоже кстати :-)
Я против использования водорода на первых ступенях в тандемной схеме и против водорода на второй ступени в пакетной схеме :-)
В российских условиях водород вообще оправдан только на РБ.
И то если бы залетал ацетам, то двуступ на ацетаме+РБ на нем же был бы ПМСМ лучше керосинки+водород.
Цитироватьоктоген пишет:
то если бы залетал ацетам,
А что там в ацетаме то?
ЦитироватьLeonar пишет:
Так за кг сухой массы дороже в разы
А как говорили раньше при одинаковой мпг имеем одинаковый объем - вывод?
Др. Кёле в описании своей стоимостной модели стоимости пишет, что по удельной стоимости водородные блоки не отличаются от керосиновых.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Стартовая масса водородника в 3.5 раза меньше чем у керосиновика, соответственно потребная тяга также меньше. В итоге даже при большей удельной цене водородных двигателей (что под большим сомнением) имеем меньшую стоимость ДУ для конкретной ракеты.
Сомнительно.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Сухая масса конструкции водородника примерно в 2 раза меньше, чем у керосиновика с аналогичной Мпг на ГПО.
Мы не МюПГ выводим, а тонны. И при равной выводимой массе аппарата у нас и равная сухая масса ракеты получается. Пусть мокрая и вдвое ниже у водорода.
Цитироватьоктоген пишет:
В российских условиях водород вообще оправдан только на РБ.
У нас РБ слишком мелкие, чтобы туда водород пихать. Вот вместо второй-третьей ступени ракет ещё куда ни шло.
ЦитироватьДем пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Стартовая масса водородника в 3.5 раза меньше чем у керосиновика, соответственно потребная тяга также меньше. В итоге даже при большей удельной цене водородных двигателей (что под большим сомнением) имеем меньшую стоимость ДУ для конкретной ракеты.
Сомнительно.
А вот нефиг участвовать в беседах на темы в которых не петришь.
Сункар выводит на ГПО 0.96% стартовой массы, а хороший водородник 3.4%. Вот и разница в 3.5 раза.
ЦитироватьДем пишет: ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Сухая масса конструкции водородника примерно в 2 раза меньше, чем у керосиновика с аналогичной Мпг на ГПО.
Мы не МюПГ выводим, а тонны. И при равной выводимой массе аппарата у нас и равная сухая масса ракеты получается. Пусть мокрая и вдвое ниже у водорода.
Мокрая у водорода ниже в 3.5 раза, а среднее массовое совершенство водородника хуже, чем у керосиновика в 1.75 раза. Вот и разница в сухой массе в 2 раза.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
ЦитироватьLeonar пишет:
Так за кг сухой массы дороже в разы
А как говорили раньше при одинаковой мпг имеем одинаковый объем - вывод?
Др. Кёле в описании своей стоимостной модели стоимости пишет, что по удельной стоимости водородные блоки не отличаются от керосиновых.
Странно...вроде глубокая криогенная арматура подороже чем для керосина будет?
ЦитироватьLeonar пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
ЦитироватьLeonar пишет:
Так за кг сухой массы дороже в разы
А как говорили раньше при одинаковой мпг имеем одинаковый объем - вывод?
Др. Кёле в описании своей стоимостной модели стоимости пишет, что по удельной стоимости водородные блоки не отличаются от керосиновых.
Странно...вроде глубокая криогенная арматура подороже чем для керосина будет?
Клапан, он что в керосине, что в водороде - все равно клапан.
Дмитрий В., что по-вашему будет дешевле для запусков на ГПО с наших широт - чистый водородник или керосин+водород? Будем считать, что РН разрабатывается с нуля (включая ДУ). Транспортными расходами при оценке стоимости запуска пренебречь.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Клапан, он что в керосине, что в водороде - все равно клапан.
Неданунафиг
Клапан в воде,от клапана в керосине отличается по цене (ввиду среды, где уплотнитель работает и его состав, а значит цена технологии) и клапан в водороде, да еще в глубокой криогенике
Да что там, если клапаны по цене в воде аки грюндфос от какойнить курганмашарматуры отличаются в разы (хотя тут не совсем то,бно все же)
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Мокрая у водорода ниже в 3.5 раза, а среднее массовое совершенство водородника хуже, чем у керосиновика в 1.75 раза. Вот и разница в сухой массе в 2 раза.
Это для супертяжа так, а когда у тебя скромный 10-тонник, то хрен а не выигрыш.
Ибо куб-квадрат, а не линейная пропорция.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
что по-вашему будет дешевле для запусков на ГПО с наших широт - чистый водородник или керосин+водород?
При запуске не более 10 тонн - выгоднее чистая керосинка (ну или метан)
ЦитироватьДем пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Мокрая у водорода ниже в 3.5 раза, а среднее массовое совершенство водородника хуже, чем у керосиновика в 1.75 раза. Вот и разница в сухой массе в 2 раза.
Это для супертяжа так, а когда у тебя скромный 10-тонник, то хрен а не выигрыш.
Ибо куб-квадрат, а не линейная пропорция.
Но у нас тут 7 тонник на ГПО (примерно 18 тонн на НОО). И с массовым совершенством у ракет такого класса проблем нету.
ЦитироватьДем пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
что по-вашему будет дешевле для запусков на ГПО с наших широт - чистый водородник или керосин+водород?
При запуске не более 10 тонн - выгоднее чистая керосинка (ну или метан)
Отнюдь. У нас 7 тонн на ГПО, примерно 18 тонн на НОО. Водород выгоднее.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Дмитрий В. , что по-вашему будет дешевле для запусков на ГПО с наших широт - чистый водородник или керосин+водород? Будем считать, что РН разрабатывается с нуля (включая ДУ). Транспортными расходами при оценке стоимости запуска пренебречь.
Если рассматривать двухступенчатые системы с многократным запуском 2-й ступени, то при равной Мпг, скорее всего, дешевле будет чистый водородник.
Если схема с РБ, то самым экономиченым, вероятно, будет вариант с керосиновой 1-й ступенью.
ЦитироватьБудем считать, что РН разрабатывается с нуля (включая ДУ). Транспортными расходами при оценке стоимости запуска пренебречь.
Надо бы тогда считать весь жизненный цикл ракеты, например 500шт за 30 лет
Доходы минус расходы.
Расходы:
Стоимость разработки.
Стоимость производства,
Стоимость транспортировки.
Стоимость эксплуатационных затрат
Стоимость страхования
"Стоимость" (влияние на стоимость) аварийных пусков
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Дмитрий В. , что по-вашему будет дешевле для запусков на ГПО с наших широт - чистый водородник или керосин+водород? Будем считать, что РН разрабатывается с нуля (включая ДУ). Транспортными расходами при оценке стоимости запуска пренебречь.
Если рассматривать двухступенчатые системы с многократным запуском 2-й ступени, то при равной Мпг, скорее всего, дешевле будет чистый водородник.
Если схема с РБ, то самым экономиченым, вероятно, будет вариант с керосиновой 1-й ступенью.
Достигнутые в наше время (но не в нашей стране :o ) значения массового совершенства как водородных, так и керосиновых ступеней позволяют отказаться от РБ в пользу вывода на ГПО с помощью второй ступени.
Я тут немного поиздевался над Сункаром, меняя топливные пары, но оставляя неизменным суммарный объем баков 1 и 2 ступени. Затем я пересчитал удельный объем баков и удельную массу конструкции. Вот что получилось:
Сункар классический (3т на ГПО):
Удельный объем баков: 150 м3/1т ПН на ГПО.
Удельная масса конструкции: 12.33 т/1т ПН на ГПО.
Сункар с облегченными баками (5т на ГПО):
Удельный объем баков: 90 м3/1т ПНна ГПО.
Удельная масса конструкции: 6.4 т/1т ПН на ГПО.
Сункар керосиново-водородный с облегченными баками а-ля Сатурн-1Б (6т на ГПО):
Удельный объем баков: 75 м3/1т ПН на ГПО (примерно пополам, 37.5 м3 у водородного бака и 37.5 м3 у керосинового)
Удельная масса конструкции: 5.66 т/1т ПН на ГПО.
Сункар водородный (5т на ГПО):
Удельный объем баков: 90 м3/1т ПН на ГПО.
Удельная масса конструкции: 4 т/1т ПН га ГПО.
Сункар метановый (4.8т на ГПО):
Удельный объем баков: 93.75 м3/1т ПН на ГПО.
Удельная масса конструкции: 5.2 т/1т ПН на ГПО.
И это всё без РБ.
Можно сделать вывод, что наименьшими геометрическими размерами обладает керосиново-водородная РН, а наименьшей стартовой массой - чисто водородная. Теперь бы посчитать стоимость...
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Отнюдь. У нас 7 тонн на ГПО, примерно 18 тонн на НОО. Водород выгоднее.
Да, при таких параметрах водород эффективней, но ненамного.
И сильно сомневаюсь, что эта добавка окупит сложность разработки.
ЦитироватьДем пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Отнюдь. У нас 7 тонн на ГПО, примерно 18 тонн на НОО. Водород выгоднее.
Да, при таких параметрах водород эффективней, но ненамного.
И сильно сомневаюсь, что эта добавка окупит сложность разработки.
Водород эффективней при любых параметрах. Намного. Сложность разработки - отдельный вопрос.